RU2183747C1

RU2183747C1 - Gas turbine wheel cooling device

Info

Publication number: RU2183747C1
Application number: RU2000125257/06A
Authority: RU
Inventors: ев В.Е. Бел; В.Е. Беляев; А.Г. Иванов; Н.А. Попель
Original assignee: Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод"
Priority date: 2000-10-05
Filing date: 2000-10-05
Publication date: 2002-06-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas turbines. SUBSTANCE: proposed cooling device for gas turbine wheel has cooling air supply ring space formed between side surfaces of cover disk and turbine disk, and cooled blades secured on turbine disk by herringbone joint. Channels to pass cooling air into blades are made in blade roots. Cover disk consists of sectors with radial bosses at side of ring space equal to number of blades. Through is made in each radial boss and in cover disk sector body to feed air after compressor. This channel communicates through shaped branch pipe with channels along which air is fed into corresponding blade. Sectors of cover disk are secured between turbine disk and intermediate disk by means of shanks. Channels made in sector shanks serve to feed air from compressor intermediate stage into indicated ring space communicating with clearances of herringbone joint of blades and turbine disk. Each sector of cover disk is fixed on turbine disk in circumferential direction, its projections engage corresponding projections of turbine disk to provide locking of sector axially and radially. EFFECT: improved efficiency of cooling. 3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбостроения и может быть использовано для охлаждения рабочих колес с охлаждаемыми рабочими лопатками, преимущественно высокотемпературных газовых турбин. The invention relates to the field of gas turbine engineering and can be used to cool impellers with cooled impellers, mainly high-temperature gas turbines.

Для охлаждения рабочих колес высокотемпературных газовых турбин известны системы охлаждения с подводом охлаждающего воздуха в кольцевую полость между диском турбины и вращающимся вместе с ним покрывным диском (1). Несмотря на утяжеление ротора из-за покрывных дисков последние широко используются в рабочих колесах первых ступеней газовых турбин ввиду эффективности охлаждения за счет повышения скорости охлаждающего воздуха при его протекании между покрывным диском и диском турбины в кольцевой полости (по кольцевому зазору). For cooling the impellers of high-temperature gas turbines, cooling systems with a supply of cooling air into the annular cavity between the turbine disk and the cover disk rotating with it (1) are known. Despite the weight of the rotor due to the cover discs, the latter are widely used in the impellers of the first stages of gas turbines due to the cooling efficiency due to an increase in the cooling air speed when it flows between the cover disc and the turbine disc in the annular cavity (along the annular gap).

Известно устройство для охлаждения диска и охлаждаемых рабочих лопаток газовой турбины, содержащее покрывной диск, закрепленный на диске турбины и образующий с передней его боковой поверхностью полость для подвода охлаждающего воздуха к передней стороне диска турбины, которая сообщена через отверстия в ободе диска с каналами в хвостовой части лопаток для охлаждения последних (2). A device for cooling the disk and cooled working blades of a gas turbine is known, comprising a cover disk fixed to the turbine disk and forming a cavity with a front side surface for supplying cooling air to the front side of the turbine disk, which is communicated through openings in the disk rim with channels in the rear part blades for cooling the latter (2).

Недостатки устройства: высокая концентрация напряжений в зоне отверстий в ободе диска турбины, что сказывается на ресурсе работы турбины; ограниченные возможности охлаждения лопаток и значительный градиент температур в диске турбины, особенно для высокотемпературных газовых турбин, из-за использования для охлаждения лопаток и полотна диска турбины воздуха с одинаковыми параметрами, ограниченными свойствами материала диска турбины, менее жаропрочного в сравнении с рабочими лопатками. The disadvantages of the device: a high concentration of stresses in the area of the holes in the rim of the turbine disk, which affects the life of the turbine; limited cooling capabilities of the blades and a significant temperature gradient in the turbine disk, especially for high-temperature gas turbines, due to the use of air turbines with the same parameters and limited properties of the material of the turbine disk for cooling the blades and blade of the blade, which is less heat-resistant compared to the working blades.

Известно устройство для охлаждения диска турбины и охлаждаемых рабочих лопаток газовой турбины, содержащее покрывной диск, закрепленный на диске турбины с образованием кольцевой полости между ними для подвода охлаждающего воздуха, которая сообщена с отверстиями ввода воздуха в охлаждаемые рабочие лопатки, выполненными в хвостовиках лопаток, при этом лопатки закреплены в роторе посредством соединений елочного типа (3). A device for cooling a turbine disk and cooled working blades of a gas turbine is known, comprising a cover disk mounted on the turbine disk with the formation of an annular cavity between them for supplying cooling air, which is in communication with the air inlet openings in the cooled working blades made in the shanks of the blades, the blades are fixed in the rotor by means of Christmas-tree type joints (3).

Недостатками этого устройства так же, как и в аналоге, является невозможность обеспечения эффективного и экономичного охлаждения одновременно рабочих лопаток и диска турбины при использовании охлаждающего воздуха одинаковых начальных параметров. The disadvantages of this device, as well as in the analogue, is the inability to provide efficient and economical cooling of the blades and turbine disk at the same time when using cooling air with the same initial parameters.

Заявленное изобретение направлено на решение задачи создания такого устройства охлаждения рабочего колеса газовой турбины с покрывным диском, которое давало бы более эффективное и экономичное охлаждение диска турбины и охлаждаемых лопаток за счет подвода к ним воздуха разных начальных параметров. The claimed invention is aimed at solving the problem of creating such a device for cooling the impeller of a gas turbine with a cover disk, which would provide more efficient and economical cooling of the turbine disk and cooled blades by supplying them with air of different initial parameters.

Эта задача решена в устройстве для охлаждения рабочего колеса газовой турбины, содержащем кольцевую полость подвода охлаждающего воздуха, образованную между боковыми поверхностями покрывного диска и диска турбины, охлаждаемые рабочие лопатки, закрепленные на диске турбины соединением елочного типа, в хвостовиках лопаток каналы ввода охлаждающего воздуха в лопатки, в котором в соответствии с сущностью изобретения покрывной диск выполнен из секторов, имеющих со стороны кольцевой полости радиальные приливы по количеству лопаток, в каждом радиальном приливе и в теле сектора покрывного диска выполнен сквозной канал для подвода воздуха после компрессора, сообщенный через профилированный патрубок с каналами ввода воздуха в соответствующую лопатку, при этом секторы покрывного диска закреплены между диском турбины и промежуточным диском посредством хвостовиков, в хвостовиках секторов выполнены каналы для подвода воздуха от промежуточной ступени компрессора в указанную кольцевую полость, сообщенную с зазорами соединения елочного типа лопаток и диска турбины, каждый сектор покрывного диска зафиксирован на диске турбины в окружном направлении и имеет зацепы его выступов с соответствующими выступами диска турбины, обеспечивающие фиксацию сектора в осевом и радиальном направлениях. This problem is solved in a device for cooling the impeller of a gas turbine, comprising an annular cavity for supplying cooling air formed between the side surfaces of the cover disk and the turbine disk, cooled working blades mounted on the turbine disk with a Christmas-tree connection, in the shanks of the blades channels for introducing cooling air into the blades , in which, in accordance with the essence of the invention, the cover disk is made up of sectors having radial tides from the side of the annular cavity according to the number of blades, in each In the radial tide and in the body of the sector of the casing disk, a through channel for supplying air after the compressor is made, communicated through a profiled pipe with air supply channels into the corresponding blade, while the sectors of the casing disk are fixed between the turbine disk and the intermediate disk by shanks, channels are made in the shanks of the sectors for supplying air from the intermediate stage of the compressor to the specified annular cavity, communicated with the clearances of the connection of the Christmas tree-like blades and turbine disc, every sec the torus of the cover disk is fixed on the turbine disk in the circumferential direction and has hooks of its protrusions with the corresponding protrusions of the turbine disk, which ensure fixation of the sector in axial and radial directions.

Выполнение в покрывном диске заявленным образом отдельных каналов подвода воздуха в охлаждающие лопатки, которые изолированы от полости между покрывным диском и диском турбины, а также отдельных каналов подвода воздуха в кольцевую полость, сообщенную с зазорами соединения лопаток и диска турбины, позволяет производить подачу воздуха на охлаждение лопаток и диска турбины с разными начальными параметрами, тем самым обеспечивается возможность одновременного эффективного и экономичного охлаждения как лопаток, так и диска турбины. The execution in the cover disk in the claimed manner of separate channels for supplying air to cooling blades that are isolated from the cavity between the cover disk and the turbine disk, as well as separate channels for supplying air to the annular cavity in communication with the clearances of the connection of the blades and the turbine disk, allows air to be supplied for cooling turbine blades and disk with different initial parameters, thereby providing the possibility of simultaneous efficient and economical cooling of both the blades and the turbine disk.

При этом крепление покрывного диска на роторе посредством хвостовика и фиксирование покрывного диска в радиальном направлении зацепами его выступов с соответствующими выступами диска турбины обеспечивают эффективную разгрузку покрывного диска от радиальных напряжений, что компенсирует напряжения от утяжеления диска из-за выполнения в нем радиальных приливов. At the same time, fixing the cover disk on the rotor by means of a shank and fixing the cover disk in the radial direction by hooks of its protrusions with the corresponding protrusions of the turbine disk provide effective unloading of the cover disk from radial stresses, which compensates for the stresses from the disk weighting due to the performance of radial tides.

Лопатки выполнены с продольными каналами ввода в них охлаждающего воздуха, которые сообщены с профилированным патрубком со стороны основания хвостовиков лопаток. The blades are made with longitudinal channels for introducing cooling air into them, which are in communication with the profiled pipe from the side of the base of the blade shanks.

Для обеспечения, в частном случае, подвода требуемого расхода охлаждающего воздуха в лопатку, лопатка имеет со стороны кольцевой полости утолщение, в котором выполнено не менее одного канала ввода в лопатку охлаждающего воздуха. To ensure, in the particular case, the supply of the required flow rate of cooling air into the blade, the blade has a thickening from the side of the annular cavity in which at least one channel for introducing cooling air into the blade is made.

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображены:
фиг. 1 - общий вид устройства с передней боковой поверхности покрывного диска;
фиг. 2 - продольный разрез А-А по фиг.1 между соединениями лопаток с диском турбины;
фиг.3 - продольный разрез Б-Б по фиг.1 в зоне радиального прилива сектора с профилирующим патрубком;
фиг. 4 - продольный разрез В-В по фиг.1 в зоне стыка секторов покрывного диска.The invention is illustrated by drawings, which depict:
FIG. 1 is a general view of the device from the front side surface of the cover disk;
FIG. 2 is a longitudinal section AA in FIG. 1 between the connections of the blades with the turbine disk;
figure 3 is a longitudinal section bB of figure 1 in the zone of the radial tide of the sector with a profiling pipe;
FIG. 4 is a longitudinal section BB of FIG. 1 in the junction zone of the covering disk sectors.

Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины содержит образованную боковыми поверхностями покрывного диска 1 и диска турбины 2 кольцевую полость 3 подвода охлаждающего воздуха к периферийной части (ободу) 4 диска турбины 2, несущего рабочие охлаждаемые лопатки 5. Рабочие лопатки 5 имеют с ободом 4 диска 2 соединение елочного типа 6 с зазорами 7 для прохода охлаждающего воздуха из кольцевой полости 3 в проточную часть турбины. Рабочие лопатки 5 имеют в их хвостовиках 8 продольные каналы 9 ввода охлаждающего воздуха в систему внутренних каналов (на чертеже не показана) лопаток 5. Для обеспечения, в частном случае, подачи требуемого расхода в лопатки 5, они могут иметь со стороны кольцевой полости 3 утолщение 10 на передней боковой поверхности их хвостовиков 8, при этом в утолщении 10 выполняется часть продольных каналов 9 ввода охлаждающего воздуха в лопатку. A device for cooling the impeller of a gas turbine comprises an annular cavity 3 for supplying cooling air to the peripheral part (rim) 4 of the turbine disk 2, which carries working cooled blades 5, formed by the lateral surfaces of the casing disk 1 and the turbine disk 2. the connection of the Christmas tree type 6 with gaps 7 for the passage of cooling air from the annular cavity 3 into the flow part of the turbine. The working blades 5 have longitudinal shafts 9 for introducing cooling air into the system of internal channels (not shown) of the blades 5 in their shanks 8. To ensure, in the particular case, the required flow rate is supplied to the blades 5, they may have a thickening from the side of the annular cavity 3 10 on the front side surface of their shanks 8, while in the bulge 10 a part of the longitudinal channels 9 for introducing cooling air into the blade is made.

Покрывной диск 1 состоит из секторов 11, тело 12 которых в нижней части выполнено утолщенным по оси турбины. The cover disk 1 consists of sectors 11, the body 12 of which in the lower part is made thickened along the axis of the turbine.

Секторы 11 имеют хвостовики 13 в виде ласточкина хвоста, образующие кольцевой хвостовик покрывного диска 1. Секторы 11 закреплены между диском 2 и промежуточным диском 14 хвостовиками 13, размещенными в кольцевом пазу 15 дисков 2 и 14. Со стороны кольцевой полости 3 секторы 11 имеют радиальные приливы 16 по количеству лопаток 5, размещенные по окружности в соответствии с расположением лопаток 5 в диске 2. В каждом приливе 16 и в нижней утолщенной части тела 12 сектора 11 выполнен общий сквозной канал 17, сообщенный на выходе с продольными каналами 9 соответствующей лопатки 5 посредством профилированного патрубка 18 с г-образной формой в продольном сечении турбины. Патрубок 18 соединен с радиальным приливом 16 по подвижной посадке с обеспечением требуемого свободного перемещения патрубка в радиальном направлении, что обеспечивает под действием центробежных сил плотную стыковку верхнего торца патрубка 18 с торцами утолщения 10 и лопатки 5 в тангенциальной плоскости 19 в зоне подрезки 20 хвостовика 8, выполненной со стороны кольцевой полости 3. Sectors 11 have dovetail shanks 13 forming the annular shank of the cover disk 1. Sectors 11 are secured between the disk 2 and the intermediate disk 14 by the shanks 13 located in the annular groove 15 of the disks 2 and 14. From the side of the annular cavity 3, the sectors 11 have radial tides 16 according to the number of blades 5, placed around the circumference in accordance with the location of the blades 5 in the disk 2. In each tide 16 and in the lower thickened part of the body 12 of sector 11, a common through channel 17 is made, communicated at the outlet with the longitudinal channels 9, respectively vuyuschey blade 5 by means of a profiled sleeve 18 with r-shaped form in longitudinal section of the turbine. The pipe 18 is connected to the radial tide 16 in a movable fit to ensure the required free movement of the pipe in the radial direction, which ensures that under the action of centrifugal forces a tight fit of the upper end of the pipe 18 with the ends of the bulge 10 and the blade 5 in the tangential plane 19 in the cutting area 20 of the shank 8, made from the side of the annular cavity 3.

Каналы ввода охлаждающего воздуха в лопатки 5 могут быть выполнены с входными сечениями на передней боковой поверхности хвостовиков 8 лопаток 5. В этом случае патрубок 18 выполняют с профилем в продольном сечении по оси турбины, обеспечивающим стыковку торца патрубка, выполненного в вертикальной плоскости, с передней боковой поверхностью хвостовика 8 лопатки 5. Channels for introducing cooling air into the blades 5 can be made with input sections on the front side surface of the shanks 8 of the blades 5. In this case, the pipe 18 is made with a profile in longitudinal section along the axis of the turbine, which ensures docking of the pipe end face made in a vertical plane from the front side the surface of the shank 8 of the blade 5.

Лопатка 5 может иметь как продольные каналы ввода воздуха, так и каналы ввода воздуха, выведенные на переднюю боковую поверхность ее хвостовика 8. В этом случае патрубок 18, соответственно, должен иметь комбинированную форму, обеспечивающую подвод воздуха в указанные каналы, корпус патрубка может иметь отвод с выходным сечением в тангенциальной плоскости для сообщения с продольными каналами в плоскости подрезки хвостовика 8 лопатки или для сообщения в плоскости основания хвостовика 8, в последнем случае под хвостовиком 8 должен быть предусмотрен зазор для размещения отвода, при этом корпус патрубка должен иметь форму, обеспечивающую стыковку торца, выполненного в вертикальной плоскости, с передней боковой поверхностью хвостовика 8 лопатки. The blade 5 can have both longitudinal air inlet channels and air inlet channels brought to the front side surface of its shank 8. In this case, the nozzle 18, respectively, must have a combined shape that provides air inlet to these channels, the nozzle body can have a tap with an exit section in the tangential plane for communication with longitudinal channels in the plane of trimming of the shank 8 of the blade or for communication in the plane of the base of the shank 8, in the latter case, under the shank 8 should be provided otren clearance to accommodate retraction, the nozzle housing must be shaped to the dock end, made in a vertical plane with the front side surface of the shank 8 of the blade.

На входе сквозные каналы 17 сообщены с полостью 21 между корпусом компрессора 22, уплотнением 23, закрепленным на корпусе компрессора, и промежуточным диском турбины 14, куда подводится воздух после компрессора. На утолщенной части тела 12 сектора 11 выполнены уплотнительные гребни 24 в зоне уплотнения 23. At the input, the through channels 17 communicate with the cavity 21 between the compressor housing 22, the seal 23 mounted on the compressor housing, and the intermediate disk of the turbine 14, where air is supplied after the compressor. On the thickened part of the body 12 of sector 11, sealing ridges 24 are made in the sealing zone 23.

Секторы 11 имеют каналы 25 для подвода воздуха от промежуточной ступени компрессора в кольцевую полость 3, сообщенную с зазорами 7 соединения елочного типа 6. Каналы 25 выполнены в основании хвостовиков 13, например, в виде проточек в хвостовиках 13 и утолщенных нижних частях тел 12 секторов 11 в месте их стыка и сообщены с кольцевой полостью 3. Каналы 25 могут быть выполнены в хвостовике 13 каждого сектора 11 в виде отверстий или проточек (на чертеже не показаны), размещенных в окружном направлении между сквозными каналами 17. Sectors 11 have channels 25 for supplying air from the intermediate stage of the compressor to the annular cavity 3 communicated with clearances 7 of the Christmas-tree-type connection 6. The channels 25 are made at the base of the shanks 13, for example, in the form of grooves in the shanks 13 and thickened lower parts of the bodies 12 of the sectors 11 in the place of their junction and communicated with the annular cavity 3. Channels 25 can be made in the shank 13 of each sector 11 in the form of holes or grooves (not shown), placed in the circumferential direction between the through channels 17.

Каждый сектор 11 зафиксирован от радиального смещения посредством зацепления его выступов 26 с соответствующими выступами 27 на ободе 4 диска турбины 2. В окружном направлении сектора 11 зафиксированы осевыми выступами 28, размещенными в ответных пазах 29 диска турбины 2. Each sector 11 is fixed from radial displacement by engaging its protrusions 26 with the corresponding protrusions 27 on the rim 4 of the turbine disk 2. In the circumferential direction, the sectors 11 are fixed by axial protrusions 28 located in the mating grooves 29 of the turbine disk 2.

При работе турбины воздух на охлаждение лопаток отбирается за последней ступенью компрессора, поступает в полость 21 между корпусом компрессора 22 и промежуточным диском 14 и через сквозные каналы 17 и профилированные патрубки 18 поступает в продольные каналы 8 ввода воздуха в лопатки 5, и далее, проходя систему охлаждающих каналов в лопатках (на чертеже не показана), поступает в проточную часть турбины. During the operation of the turbine, air for cooling the blades is taken after the last stage of the compressor, enters the cavity 21 between the compressor housing 22 and the intermediate disk 14, and through the through channels 17 and profiled nozzles 18 enters the longitudinal channels 8 for introducing air into the blades 5, and then passing through the system cooling channels in the blades (not shown in the drawing), enters the flow part of the turbine.

На охлаждение диска турбины 2 воздух отбирается после промежуточной ступени компрессора, обеспечивающей оптимальные начальные параметры воздуха для охлаждения диска 2 с учетом прочностных свойств его материала, и подается во внутреннюю полость 30 ротора, затем через радиальные щели 31 между промежуточным диском 14 и диском турбины 2 в кольцевой зазор 32 под хвостовиками 13 секторов 11. Из зазора 32 воздух равномерно поступает через каналы 25 покрывного диска 1 в кольцевую полость 3, обтекает переднюю поверхность диска 2, охлаждая его, затем проходит через зазоры 7 соединения 6 лопаток 5 и диска 2 в проточную часть турбины, охлаждая обод 4 диска 2 и хвостовики 8 лопаток 5. To cool the disk of the turbine 2, air is taken after the intermediate stage of the compressor, which provides optimal initial air parameters for cooling the disk 2, taking into account the strength properties of its material, and is supplied to the inner cavity 30 of the rotor, then through radial slots 31 between the intermediate disk 14 and the disk of the turbine 2 an annular gap 32 under the shanks of 13 sectors 11. From the gap 32, air uniformly enters through the channels 25 of the cover disk 1 into the annular cavity 3, flows around the front surface of the disk 2, cooling it, then passes t through the gaps 7 of the connection 6 of the blades 5 and the disk 2 into the flow part of the turbine, cooling the rim 4 of the disk 2 and the shanks of 8 blades 5.

Раздельный подвод воздуха на охлаждение диска и лопаток турбины с разными начальными параметрами в сравнении с известными устройствами улучшает процесс охлаждения диска и рабочих лопаток турбины, уменьшает уровень температурных напряжений в диске турбины и обеспечивает более экономичные расходы охлаждающего воздуха, в результате повышается КПД турбины и надежность ее работы. Separate air supply for cooling the disk and turbine blades with different initial parameters in comparison with known devices improves the cooling process of the disk and turbine blades, reduces the level of temperature stresses in the turbine disk and provides more economical cooling air consumption, as a result, the turbine efficiency and reliability are increased work.

При этом уменьшение температурных напряжений в диске турбины, более эффективная, как было указано выше, разгрузка покрывного диска от радиальных напряжений, а также уменьшение окружных напряжений в покрывном диске, обусловленное выполнением его составным - из секторов, обеспечивают в изобретении повышение запаса прочности диска турбины и покрывного диска в сравнении с рассмотренными выше известными устройствами. In this case, a decrease in temperature stresses in the turbine disk, more effective, as mentioned above, unloading the cover disk from radial stresses, as well as a decrease in peripheral stresses in the cover disk due to its implementation from the sectors, provide in the invention an increase in the safety margin of the turbine disk and cover disk in comparison with the above-known devices.

Источники информации
1. Грязнов Н.Д., Епифанов В.М., Иванов В.Л., Манушин Э.А. Теплообменные устройства. М., Машиностроение, 1985, с.221.Sources of information
1. Gryaznov N. D., Epifanov V. M., Ivanov V. L., Manushin E. A. Heat exchangers. M., Mechanical Engineering, 1985, p.221.

2. Масленников М.М., Шальман Ю.И., Авиационные газотурбинные двигатели. М., Машиностроение, 1975, с.442. 2. Maslennikov MM, Shalman Yu.I., Aviation gas turbine engines. M., Mechanical Engineering, 1975, p. 422.

3 Вьюнов С. А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М., Машиностроение, 1989, с.168, рис.4. 3 Vyunov S.A., Gusev Yu.I., Karpov A.V. and others. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. M., Engineering, 1989, p.168, Fig. 4.

Claims

1. A device for cooling the impeller of a gas turbine, comprising an annular cavity for supplying cooling air formed between the side surfaces of the cover disk and the turbine disk, cooled working blades mounted on the turbine disk by a Christmas-tree connection, in the shanks of the blades the cooling air inlet channels into the blades, characterized the fact that the cover disk is made of sectors having radial tides from the side of the annular cavity according to the number of blades, in each radial tide and in the body of the sector of the first disk, a through channel for supplying air after the compressor is made, communicated through a profiled pipe with channels for introducing air into the corresponding blade, while the sectors of the covering disk are fixed between the turbine disk and the intermediate disk by shanks, channels for supplying air from the intermediate stage of the compressor are made in the shanks of the sectors in the specified annular cavity communicated with the clearances of the connection of the Christmas-tree type of blades and the turbine disk, each sector of the covering disk is fixed on the disk ribina in the circumferential direction and has hooks of its protrusions with the corresponding protrusions of the turbine disk, providing fixation of the sector in axial and radial directions.

2. The device according to p. 1, characterized in that the blades are made with longitudinal channels for introducing cooling air into them, which are in communication with the profiled pipe from the base of the blade shanks.

3. The device according to paragraphs. 1 and 2, characterized in that the blade has a thickening on the side of the annular cavity, in which at least one channel for introducing cooling air into the blade is made.